稀疏阵列微波暗室成像实验研究

为了在实际条件下验证稀疏阵列孔径综合方法可以避免稀疏阵旁瓣较高的问题,以及基于压缩感知理论的成像算法可以对具有稀疏特性的目标进行重建,开展了微波暗室实验。针对实验中的阵列误差,给出了具体的校正方法。通过实验数据处理证明了阵列误差校正方法、稀疏阵列孔径综合方法以及基于压缩感知理论成像算法的正确性和有效性。     

一种利用外推获得飞行器目标远场RCS方法研究

提出了一种球面波照射下获取室内飞行器目标RCS的方法。室内RCS测试难以满足远场条件,造成散射方向图畸变。针对飞行器目标机身高度较小,可将入射球面波等效为柱面波,然后借助参考目标,导出其在柱面波与平面波照射下的修正系数g(x)。再次,建立被测目标近距散射场与g(x)之间的关系,从而得到目标等效平面波照射下的远场RCS。仿真表明:与理论值相比,外推后的结果在有限角域内吻合良好。实验在微波暗室测量了飞行器目标在两个不同距离下的散射场,外推后RCS具有一致的收敛性,并与电磁计算结果进行比较,验证了外推技术具有较高的精度。另外,该方法对目标口径、纵深尺寸没有苛刻的限制。     

自主飞行无人机任务规划的动态智能管理与执行策略

高度自主性是先进无人机的重要特征.文中对自主飞行无人机任务规划的执行与动态监督管理技术进行了深入研究.面对实际飞行中可能遇到的潜在的各种复杂意外变化,提出采用分层的方法在不同抽象层去解决动态管理的问题;并且采用了专家系统中的产生式系统技术将各领域专家及操纵手的专门知识引入到任务规划的动态管理软件设计中,建立了相应的专家知识规则集,使无人机具有了初步的"智能".几十架次的实际验证飞行试验表明,与以往型号相比,无人机自主飞行能力显著增强.     

基于GPS/航路推算的无人机导航与控制研究

给出了一种小型隐身性无人机的平面导航与控制方案。基于GPS/航路推算组合导航方法,文中利用Matlab的SimuLink工具箱建立了无人机六自由度模型,设计了相应的水平控制与导航方案,给出了一种风场估计方法以及风场下的航迹修正方案,并针对某具有隐身功能的无人机进行了导航控制律设计,最终的仿真结果验证了该组合导航方法以及相应制导律的可靠性和实用性。     

高空飞艇总体设计方法研究

高空飞艇与目前的低空飞艇相比构型有很大区别,其外形、结构、推进动力和能源系统等设计与分析和总体方案密切相关,导致在初步参数设计过程迭代次数过多,甚至在参数求解中需要使用复杂的优化技术。在研究高空飞艇总体设计方法时,引入了一种能量平衡方法用于解决高空飞艇的再生式能源系统的设计和分析问题,它可以减少这种迭代次数,使高空飞艇总体设计工作简化。应用此方法,确定一种高空飞艇方案的初步总体参数,并对飞艇抗风性能进行了初步分析,得出此高空飞艇一年内抗持续风速30 m/s的包线。     

基于信息融合的战场态势显示技术

针对制导武器仿真系统对于准确实时表现战场态势信息、精确显示战场态势的现实需求,分析了制导过程中态势信息的融合方法,通过改进加权平均法及优化小波变换完成数据与图像融合处理,采取Vega Prime与OpenGL混合编程方式,完成制导战场态势实时显示的功能,在态势可视化中,实时完成弹载传感信息的融合解算及效果显示,并完成制导过程融合前后数据的精度分析,结果表明达到良好的三维态势显示的效果,且融合后的仿真数据与图像更为精确。     

阻力方向舵在飞翼式高空长航时无人机中的应用

根据飞翼式高空长航时无人机的风洞实验结果,分析了全机尤其是阻力方向舵的气动和操稳特性,据此采用经典方法设计了阻力方向舵的控制律,提出用阻力方向舵进行航向控制和速度控制的方案,并指出由于存在操纵耦合,有必要进行阻力方向舵和升降舵交联控制。非线性飞行仿真结果表明,阻力方向舵具有满意的航向和速度操纵能力,采用交联控制后速度响应更平稳,并可减小33的高度偏差和56的俯仰角偏差。     

传感网中对抗恶意节点的博弈论分析

无线传感网作为应用广泛的多跳自组织网络,由成百上千资源有限的传感器节点组成.当网络数据传输时,若节点的通信负载超过其可用带宽,则会发生拥塞,使得传输不可靠,尤其在无线传感网特殊的工作环境中,当有恶意节点存在时会更严重.为此,引入博弈论,对有恶意节点存在的传感网进行研究,分析节点行为,建立博弈模型,给出实现步骤和验证方案,综合理论分析和仿真结果,获得节点最佳策略,达到网络拥塞避免的既定目标.     

无人机导航监控系统设计与实现

针对传统模拟表盘式导航监控系统存在人工估算飞机位置偏差大、模拟表盘读数精度低、人机交互性差等问题,提出了基于数字地图、信号滤波处理和自动航线规划的无人机导航监控系统设计方案,给出了设计原理、系统组成以及实现方法.     

一种SAR成像制导导弹制导律研究

采用前侧视工作方式并选用聚束式高分辨成像模式的SAR成像制导导弹,应控制天线波束的指向使其较长时间照射目标区,等效地增加合成孔径的长度.因此必须合理选择制导律使前侧视条件成立,确保速度矢量与视线间有足够的夹角.为此,提出了导弹航向采用固定前置角导引律的方案,推导了利用导引头框架角信息实现的固定前置角导引算法并给出其工程实现形式;建立了导弹航向攻击平面制导系统数学模型并进行了数字仿真,验证了方案的合理性和可行性.